破片速度對碳纖維層合板沖擊損傷的影響

陳戰(zhàn)輝，王文智，趙文杰，萬小朋

（1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，陜西 西安 710072；2.北京理工大學(xué)珠海學(xué)院 航空學(xué)院，廣東 珠海 519088；3.上海機(jī)電工程研究所，上海 201109）

0 引言

作戰(zhàn)飛機(jī)是各類防空武器的主要作戰(zhàn)對象，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的沖擊損傷特性是其易損性研究的基礎(chǔ)，也是戰(zhàn)斗部設(shè)計(jì)和威力評(píng)估的主要依據(jù)。目前，F(xiàn)-22、F-35、B-2 等飛機(jī)在西太平洋地區(qū)已形成常態(tài)化駐防態(tài)勢，這些飛機(jī)大量使用了碳纖維復(fù)合材料。F-22 的復(fù)合材料用量占到全機(jī)重量的25%，主要用在機(jī)翼壁板、垂尾、機(jī)身蒙皮、方向舵等部位［1］。碳纖維層合板是最重要的航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。戰(zhàn)斗部破片沖擊作用下碳纖維層合板結(jié)構(gòu)的損傷與金屬結(jié)構(gòu)有著巨大差異，碳纖維制約著損傷在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的擴(kuò)展，而分層卻大幅降低了層合板結(jié)構(gòu)的承壓能力。復(fù)合材料在先進(jìn)軍機(jī)上的大量使用，迫切需要開展戰(zhàn)斗部破片對復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)的沖擊損傷特性研究，為戰(zhàn)斗部破片設(shè)計(jì)和毀傷效能評(píng)估提供理論指導(dǎo)和技術(shù)支撐。

戰(zhàn)斗部破片對復(fù)合材料層合板的沖擊是沖擊載荷隨時(shí)間、結(jié)構(gòu)變形和損傷擴(kuò)展等演變的復(fù)雜過程。復(fù)合材料層合板沖擊損傷情況與層合板材料特性、鋪層方式、加工工藝及破片的速度、外形、質(zhì)量等密切相關(guān)。沖擊條件不同，層合板的損傷模式和損傷范圍也不同，其可能的損傷機(jī)理包括纖維剪切斷裂、纖維拉伸斷裂、基體開裂、纖維與基體界面分層、脫膠等［2-7］。

本文選用靶板分層區(qū)域垂直疊加后的損傷面積表征層合板的損傷程度，該面積值越大，層合板剩余承載能力越小，其沖擊損傷程度也就越嚴(yán)重［8］。用空氣炮驅(qū)動(dòng)平頭圓柱模擬破片沖擊層合板，記錄并測量了不同破片速度下層合板的損傷形貌和損傷程度。為彌補(bǔ)空氣炮試驗(yàn)速度低、試驗(yàn)樣本量小等不足，借助有限元軟件ABAQUS 開展了層合板沖擊損傷數(shù)值仿真試驗(yàn)，還制作碳纖維層合板試驗(yàn)件搭載了不同戰(zhàn)斗部靜爆試驗(yàn)。通過對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)和理論分析，獲得了單枚破片速度對碳纖維層合板沖擊損傷的影響規(guī)律。本研究所得規(guī)律可供反復(fù)合材料目標(biāo)導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部設(shè)計(jì)參考。

1 空氣炮沖擊試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)件

空氣炮試驗(yàn)設(shè)備如圖1 所示，調(diào)節(jié)氣炮膛壓可控制模擬破片的速度，用XGK-2002 紅外光屏測速系統(tǒng)對沖擊前破片速度進(jìn)行測量。鋼質(zhì)平頭圓柱模擬破片質(zhì)量為5 g，直徑7.7 mm，長度13.5 mm。模擬破片的最大沖擊速度約460 m/s。為了減小圓柱模擬破片翻轉(zhuǎn)對著靶姿態(tài)和碰撞接觸面積的影響，設(shè)定氣炮口與靶板間距100 mm，并在分析結(jié)果時(shí)根據(jù)入射面的碰撞痕跡對彈丸翻轉(zhuǎn)嚴(yán)重的試驗(yàn)件進(jìn)行了剔除。

圖1 空氣炮試驗(yàn)裝置示意圖Fig.1 Schematic diagram of the gas gun impact test system

試驗(yàn)件為江蘇恒神股份有限公司生產(chǎn)的碳纖維層合板方板，由平紋機(jī)織預(yù)浸料采用真空輔助樹脂滲透成形（VARI）工藝制成。邊長200 mm，厚度5 mm，纖維體積含量60%，層合板面密度為7.38 kg/m2。預(yù)浸料成型厚度為0.221 mm，織物牌號(hào)為HFW200PA3-1/1，碳纖維型號(hào)為HF10，紗線絲數(shù)為3 k，拉伸強(qiáng)度為3 530 MPa，拉伸模量為230 GPa，最大伸長率為1.5%，其力學(xué)性能與T300 相當(dāng)。樹脂類型為EH301 液體環(huán)氧樹脂。所有層合板試件均由0°/90°和-45°/+45°的平紋編織布交替對稱鋪覆，共24 層，結(jié)構(gòu)如圖2 所示。

圖2 層合板試驗(yàn)件鋪層結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic diagram of the layer structure of the trial targets

1.2 層合板沖擊損傷形貌

沈真等［9］在研究層合板低速?zèng)_擊損傷時(shí)依據(jù)損傷外在特征將其分為無損傷狀態(tài)、表面目視幾乎不可見損傷、表面目視可檢損傷和穿透損傷4 類。破片沖擊屬于高速?zèng)_擊，對層合板均造成穿透損傷。根據(jù)損傷形貌可進(jìn)一步將其分為背面裂縫型、背面炸裂型和切孔型3 類。

1.2.1 背面裂縫型損傷

沖擊速度v0為243 m/s 和288 m/s 的試驗(yàn)件呈現(xiàn)背面裂縫型損傷。背面裂縫型損傷的主要外在特征有：破片嵌入靶板或者從靶板反彈跌落。正面接觸區(qū)域有沖塞孔，背面損傷區(qū)域近似呈正方形，背面沿對角線方向有裂縫，裂縫處可見纖維拔出和纖維斷裂，鋪層斷裂面沿著沖擊速度方向推出，產(chǎn)生較大殘留變形，背面損傷面積明顯大于接觸區(qū)域面積。其損傷部位高壓水切割所得剖面形貌如圖3所示。從損傷部位的剖面可見，靠近入射面處沖塞孔大致呈柱狀，而在靠近出射面處損傷區(qū)域沿厚度呈錐狀。

圖3 背面裂縫型損傷的典型剖面（v0=288 m/s）Fig.3 Typical cross-section of rear crack damage（v0=288 m/s）

1.2.2 背面炸裂型損傷

沖擊速度v0為355 m/s 的試驗(yàn)件呈現(xiàn)背面炸裂型損傷。背面炸裂型損傷的主要外在特征為：破片穿透靶板飛出，靶板正面接觸區(qū)域有沖塞孔，孔邊緣可見毛糙斷裂痕跡；靶板背面有炸裂區(qū)域，炸裂區(qū)域內(nèi)鋪層分層嚴(yán)重，分層后的織物呈片狀炸裂，與相鄰聯(lián)通區(qū)域之間有明顯的“折痕”，并有部分材料折斷飛出。背面炸裂型損傷的典型剖面形貌如圖4 所示。背面損傷區(qū)域面積明顯大于正面損傷區(qū)域及接觸區(qū)域，且有較多沖擊產(chǎn)物飛出造成較大質(zhì)量損失。

1.2.3 切孔型損傷

圖4 背面炸裂型損傷典型剖面形貌（v0=355 m/s）Fig.4 Typical cross-section of rear blowout damage（v0=355 m/s）

當(dāng)沖擊速度更高時(shí)（v0≥409 m/s），模擬破片從靶板穿透過去后，在靶板上留下一個(gè)與接觸形狀相似的通孔，形成切孔型損傷，孔兩側(cè)表面基本平滑?？諝馀跊_擊所得切孔型損傷部位剖面如圖5 所示。受一級(jí)空氣炮最高沖擊速度所限，沖擊背面仍存在少量拉伸破壞痕跡。

圖5 氣炮造成的切孔損傷剖面形貌（v0=409 m/s）Fig.5 Cross-section of cutting bore damage due to gas gun（v0=409 m/s）

1.3 層合板分層面積隨沖擊速度的變化

美國物理聲學(xué)公司的水浸超聲無損探傷設(shè)備Pocket UT，如圖6 所示，配合AS-XY 雙軸自動(dòng)掃查器，對沖擊后試件的內(nèi)部損傷進(jìn)行檢測，用專用軟件對掃描數(shù)據(jù)進(jìn)行可視化處理，并識(shí)別分層損傷范圍。

圖6 水浸超聲無損檢測裝置Fig.6 Ultrasonic non-destructive testing system under water

超聲檢測所得試驗(yàn)件內(nèi)部分層圖像如圖7 所示。分層圖像由位置和范圍大小不同的分層損傷垂直疊加在一起形成，圖7 中顏色深度不同表示分層位置不同，先用黃色虛線勾畫最大區(qū)域邊緣，圈定其內(nèi)部分層損傷范圍，再用掃描圖像面積統(tǒng)計(jì)法對C 掃描圖像中的內(nèi)部分層損傷范圍的面積進(jìn)行測算。雖然用圖像面積統(tǒng)計(jì)測算損傷面積具有一定模糊性，這種模糊性會(huì)造成方法性系統(tǒng)誤差，損傷面積差別較大時(shí)，該方法不影響破片速度對損傷程度的趨勢性影響規(guī)律研究。

圖7 內(nèi)部分層損傷范圍的確定Fig.7 Determination of the internal delamination damage range

空氣炮沖擊試驗(yàn)件分層損傷面積隨模擬破片速度的變化散布如圖8 所示。

圖8 氣炮試驗(yàn)分層面積隨沖擊速度變化散布圖Fig.8 Scatter diagram of the delamination area with the impact velocity tested by gas gun

由圖8 可知，對給定靶板和破片，隨沖擊速度增大，層合板分層損傷面積并非單調(diào)變化，而是存在最大值。

2 數(shù)值仿真試驗(yàn)

由于空氣炮試驗(yàn)樣本量少，且最大速度較低。為了彌補(bǔ)上述空氣炮沖擊試驗(yàn)的不足，本文使用有限元軟件ABAQUS 開展了層合板沖擊損傷數(shù)值仿真試驗(yàn)。

2.1 數(shù)值模型

在復(fù)合材料沖擊損傷仿真研究中，材料的初始損傷判定、損傷演化準(zhǔn)則以及最終失效判斷是建立數(shù)值模型的關(guān)鍵。

本文采用連續(xù)介質(zhì)損傷力學(xué)模型與內(nèi)聚力模型相結(jié)合的本構(gòu)模型，使用ABAQUS/Explicit 進(jìn)行復(fù)合材料層合板高速?zèng)_擊過程的有限元模擬。用八節(jié)點(diǎn)一階減縮積分單元（C3D8R）模擬復(fù)合材料織物層，并通過沙漏控制改善其過大變形。在復(fù)合材料層間引入界面元（COH3D8）采用節(jié)點(diǎn)融合的方式與復(fù)合材料織物層相互連接。這樣既保證了位移的連續(xù)性，又可以通過失效準(zhǔn)則對分層破壞進(jìn)行模擬。

仿真中對層合板采用了側(cè)邊固支，并在沖擊點(diǎn)附近進(jìn)行了網(wǎng)格加密。對模擬破片離散后添加剛體約束并設(shè)置參考點(diǎn)，破片的質(zhì)量與載荷都集中在參考點(diǎn)上。材料力學(xué)性能參數(shù)由生產(chǎn)廠商提供，其他模型參數(shù)由文獻(xiàn)［10］獲得。所建立的復(fù)合材料層合板破片沖擊有限元模型如圖9 所示。

圖9 復(fù)合材料層合板有限元模型Fig.9 Finite element model of composite laminate

在判定材料初始損傷時(shí)選用了工程中應(yīng)用較廣的三維Hashin 準(zhǔn)則，區(qū)分纖維及基體的不同破壞模式，根據(jù)不同的失效模式定義了相應(yīng)的等效應(yīng)力，并將等效應(yīng)力達(dá)到1 的時(shí)刻作為損傷的起始時(shí)刻［11］。在復(fù)合材料損傷演化模擬過程中使用內(nèi)部損傷變量表征材料的損傷狀態(tài)，并將損傷變量引入材料折減系數(shù)的表達(dá)式中，建立了材料性能逐漸退化的函數(shù)關(guān)系。損傷變量的演化規(guī)律是由斷裂能釋放率按照指數(shù)形式折減控制的［12-13］。

2.2 數(shù)值仿真與氣炮試驗(yàn)結(jié)果對比

質(zhì)量5 g 的平頭圓柱以288 m/s 的速度垂直入射沖擊5 mm 厚度碳纖維織物層合板的損傷形貌，如圖10 所示。

圖10 背面裂縫型損傷結(jié)果對比Fig.10 Comparison of the impact results of back crack damage

圖10（a）為氣炮試驗(yàn)所得損傷形貌，圖10（b）為數(shù)值仿真結(jié)果，兩者從左至右依此為沖擊正面俯視、沖擊背面俯視和沖擊背面平視的損傷形貌。實(shí)物試驗(yàn)和數(shù)值仿真所得損傷類型均為背面裂縫型，模擬破片均嵌入靶板中。但仿真試驗(yàn)背面為龜裂狀斷裂而非氣炮試驗(yàn)的十字形裂縫，分析認(rèn)為這是由仿真中對復(fù)合材料鋪層等效為各向異性勻質(zhì)材料而引起的。

圖11（a）和圖11（b）分別為氣炮所得損傷區(qū)域的C 掃描圖和仿真結(jié)果中將各層間界面損傷區(qū)域疊加圖，兩者形狀形似，用圖形面積統(tǒng)計(jì)法獲得兩者的分層面積分別為1 591 mm2和1 619 mm2，可見數(shù)值仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致性較好。

2.3 不同速度下層合板沖擊損傷仿真結(jié)果

運(yùn)用上述沖擊損傷數(shù)值仿真模型，開展了一系列數(shù)值模擬試驗(yàn)?？紤]到在150～400 m/s 沖擊速度范圍內(nèi)分層損傷面積存在拐點(diǎn)和最大值，所以在該范圍內(nèi)速度步長取25 m/s。而在600 m/s 以上，速度步長取200 m/s。數(shù)值仿真試驗(yàn)所得復(fù)合材料層合板沖擊分層損傷面積隨沖擊速度的變化規(guī)律散布，如圖12 所示。

圖11 背面裂縫型分層損傷面積對比Fig.11 Comparison of the delamination areas of back crack damage

圖12 內(nèi)部分層面積隨沖擊速度的變化規(guī)律Fig.12 Variation of the internal delamination area with the impact velocity

由圖12 可知，當(dāng)沖擊速度大于某特定值時(shí)，分層損傷面積隨著沖擊速度的增大而快速減小，之后向切孔面積收斂。該特定值在層合板的沖擊臨界速度附近，后文將開展進(jìn)一步分析。

3 戰(zhàn)斗部靜爆試驗(yàn)

制作了三塊不同試驗(yàn)件分別搭載了兩次戰(zhàn)斗部靜爆試驗(yàn)。所用試驗(yàn)件材料與空氣炮試驗(yàn)件為同廠家、同材料類型。第一次戰(zhàn)斗部靜爆試驗(yàn)所用試驗(yàn)件為圖13 所示的壁厚為7.5 mm、邊長為1 m 的典型航空大開口壁板結(jié)構(gòu)，破片為3.5 g 鎢合金立方塊，破片著靶速度為1 680 m/s。

圖13 戰(zhàn)斗部靜爆沖擊典型航空大開口壁板結(jié)構(gòu)Fig.13 Typical aircraft perforated structure due to warhead static detonation impact

第二次戰(zhàn)斗部靜爆試驗(yàn)的試驗(yàn)件為2 塊層合板平板，厚度分別為4.3 mm 和7.5 mm，破片尺寸為8.8 mm×8.8 mm×5.2 mm、質(zhì)量6 g 的鎢合金片，破片著靶速度為1 500 m/s。其中，4.3 mm 厚度層合板的切孔損傷如圖14 所示。

圖14 戰(zhàn)斗部靜爆切孔損傷外觀Fig.14 Appearances of the cutting bore damage due to warhead static detonation

兩次戰(zhàn)斗部靜爆試驗(yàn)破片對層合板均造成切孔型損傷，剪切孔孔徑略大于破片的體對角線尺寸，經(jīng)無損檢測發(fā)現(xiàn)孔邊未見明顯的分層區(qū)域，可認(rèn)為分層區(qū)域面積與切孔損傷面積相當(dāng)。

4 試驗(yàn)結(jié)果綜合分析

4.1 不同損傷形貌形成機(jī)理分析

綜合實(shí)物試驗(yàn)與仿真試驗(yàn)結(jié)果可以看出，在本文研究速度范圍之內(nèi)，隨著破片速度的增大，沖擊損傷的類型、范圍和耗能機(jī)理都會(huì)發(fā)生變化。對于給定破片和復(fù)合材料層合板，當(dāng)破片速度較低時(shí)，沖擊對層合板沖擊造成背面裂縫型或背面炸裂型損傷，沖擊正面呈現(xiàn)出剪切破壞的跡象，而背面則呈現(xiàn)出拉伸斷裂的特征，且在沖擊部位附近有較大分層；當(dāng)破片速度大到一定程度后，沖擊造成切孔型損傷，分層損傷面積隨速度的升高迅速降低。

對上述規(guī)律，可從損傷機(jī)理出發(fā)解釋如下：復(fù)合材料層合板受沖擊時(shí)，沖擊載荷以彈性波、塑性波等形式在層合板結(jié)構(gòu)中傳播，破片的沖擊速度不同，造成的應(yīng)力波的大小不同。不同形式的應(yīng)力波在層合板各層內(nèi)和層間傳播，并在鋪層界面上發(fā)生反射、透射、疊加與衰減，使得各鋪層的變形和應(yīng)力情況非常復(fù)雜。當(dāng)應(yīng)力大于材料極限應(yīng)力時(shí)，材料發(fā)生破壞，其破壞類型與應(yīng)力的形式相對應(yīng)［13］。

在破片沖擊作用下，層合板靠近沖擊正面的基體材料首先被壓潰失去對纖維的支撐作用，纖維則在剪切梯度作用下被剪斷。若破片速度較小，隨著侵徹的推進(jìn)和破片速度v的降低，層合板中存在剪切載荷降低到等于剪切強(qiáng)度的某處，此處即為剪切破壞與拉伸破壞的分界面。該分界面背后的材料承受拉伸載荷，最外層鋪層拉伸變形最大而最先拉伸斷裂，次外層依次拉伸斷裂，其損傷剖面如圖3所示。

背面炸裂型損傷的形成機(jī)理為：由于破片的速度更高，裂縫附近的材料斷裂后具有較高的速度，而距離裂縫較遠(yuǎn)的材料則受到更遠(yuǎn)處層間材料和鋪層材料的牽制作用，從而在某處形成彎折，折斷后的鋪層碎片脫離靶板飛出造成質(zhì)量損失，而有些彎折后根部仍與靶板相連。其剖面形貌如圖4 所示。

若破片速度和能量足夠高，則侵徹過程的時(shí)間很短，沖擊損傷僅能傳播到距離沖擊點(diǎn)較近的區(qū)域內(nèi)，且沿厚度方向大部分鋪層均發(fā)生剪切破壞，而無拉伸斷裂。被剪斷的材料和破片一起飛出形成剪切通孔造成，如圖5 所示的切孔型損傷。

4.2 分層形成機(jī)理分析

氣炮試驗(yàn)顯示背面裂縫型和背面炸裂型損傷都存在著嚴(yán)重的內(nèi)部分層。分層的力學(xué)實(shí)質(zhì)是層合材料層間斷裂，其發(fā)生和擴(kuò)展主要受層間應(yīng)力的控制。按照受力形式的不同，分層機(jī)理可分為張開型（I 型）斷裂、滑開型（II 型）斷裂和撕開型（III 型）斷裂三種基本類型。不同分層機(jī)理對應(yīng)的應(yīng)力極限具體類型也不同。

層合板分層的部位和類型如圖15 所示。在沖擊速度不是很高時(shí)，層合板中同時(shí)存在著剪切破壞和拉伸破壞，在剪切與拉伸的分界面附近會(huì)發(fā)生I 型斷裂分層。I 型斷裂分層的機(jī)理為：破片作用于靶板所產(chǎn)生的壓縮應(yīng)力波傳播速度比破片運(yùn)動(dòng)速度快，壓縮應(yīng)力波在靶板背面反射形成的強(qiáng)拉伸波與破片相遇，其相遇點(diǎn)便是剪切破壞與拉伸破壞的分界面［3］。反射拉伸波與破片沖擊力在層合板內(nèi)形成反向面外拉應(yīng)力，當(dāng)該拉應(yīng)力大于纖維和基體的粘接強(qiáng)度或基體材料的抗拉強(qiáng)度時(shí)，在層間微裂紋、空洞、雜質(zhì)、界面脫黏點(diǎn)等缺陷部位引起層間張開型斷裂，并擴(kuò)展形成分層。而在拉伸破壞區(qū)域，各鋪層內(nèi)的材料強(qiáng)度較大而層間強(qiáng)度較小，拉伸區(qū)域在向沖擊后方變形的過程中，各鋪層之間存在較大的變形不協(xié)調(diào)，從而在層間發(fā)生滑開型（II型）和撕開型（III 型）分層。由平紋織物預(yù)浸料層合板的撕開型斷裂的成分很小，主要為滑開型分層［10］。氣炮試驗(yàn)表明，I 型分層區(qū)域大于II 型和III型，各分層疊加后的最大分層面積主要由I 型分層范圍決定。

圖15 層合板沖擊分層類型與位置示意圖Fig.15 Schematic diagram of the delamination types and positions of laminate impact

4.3 造成最大分層的破片速度討論

圖8 和圖12 中，與最大分層面積對應(yīng)的沖擊速度出現(xiàn)在沖擊臨界速度（或稱為彈道極限速度）附近。沖擊臨界速度是指被測試樣品能夠阻擋的沖擊物的最大入射速度，在該速度下靶板不被貫穿［14］。靶板的沖擊臨界速度與靶板面密度基本呈線性關(guān)系，而靶板吸能與面密度成二次拋物線關(guān)系，當(dāng)破片沖擊速度大于沖擊臨界速度時(shí)，拋物線的斜率減?。?5］。因此，造成切孔型損傷時(shí)隨著破片速度（動(dòng)能）的增大，層合板的損傷面積（能量吸收）反而減小，背面炸裂型損傷與切孔型損傷的轉(zhuǎn)換點(diǎn)應(yīng)該在靶板吸能最大點(diǎn)附近。

但需要強(qiáng)調(diào)的是，沖擊臨界速度并不是背面裂縫型損傷和背面炸裂型損傷的嚴(yán)格的分界點(diǎn)，而沖擊速度大于臨界速度一定值以后，沖擊才會(huì)造成背面炸裂型損傷，且內(nèi)部分層面積最大。

5 結(jié)束語

1）復(fù)合材料層合板沖擊損傷形態(tài)可分為背面裂縫、背面炸裂和切孔等類型，其損傷形態(tài)與損傷過程和損傷機(jī)理密切相關(guān)。不同的破片速度造成的沖擊損傷形態(tài)不同，損傷程度也不同。

2）當(dāng)破片速度小于層合板沖擊臨界速度時(shí)，造成背面裂縫型損傷，隨著沖擊速度增大內(nèi)部分層面積增大；沖擊速度略大于沖擊臨界速度時(shí)，造成背面炸裂型損傷，層合板的損傷面積最大；而當(dāng)沖擊速度遠(yuǎn)大于沖擊臨界速度時(shí)，造成切孔型損傷，損傷面積隨著沖擊速度的增大而減小，并趨近于切孔面積。

3）為提高對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的毀傷效果，應(yīng)使戰(zhàn)斗部破片的著靶速度略大于層合板的沖擊臨界速度。